Геометрические и гидродинамические характеристики крыльев. Подводные крылья.

Для объяснения механизма возникновения подъемной силы рас­смотрим крыло (рис. 4.9), ориентированное относительно поточной системы координат, в которой ось х совпадает с направлением скорос­ти потока о, ось у перпендикулярна к ней и направлена вверх, а ось z направлена вдоль крыла. Протяженность крыла в направлении оси z называют размахом крыла (удлинением) l. Если рассечь крыло плос­костью уОх, то в ее пересечении с крылом получится профиль крыла. В зависимости от требований к гидродинамическим характеристикам применяют сегментные, авиационные, клиновидные и другие профили.

Форма профиля крыла характеризуется следующими геометри­ческими параметрами:

1 – задняя кромка; 2 – спинка; 3 – линия средней кривизны; 4 – носик; 5 – брюшко;

- относительной толщиной профиля, т. е. отношением его макси­мальной толщины к хорде (в процентах)

t=(t_max /b)100%,

где хорда профиля b=ОА - радиус окружности, проведенной из его задней кромки О через крайнюю точку носика А;

- относительной кривизной профиля (в процентах)

χ =(f/b)• 100%,

где/- максимальная ордината линии средней кривизны:

- средней геометрической хордой - отношением площади проек­ции крыла в плане S к его размаху: b_cp=S/l;

- относительным удлинением к, под которым понимают отноше­ние размаха крыла к средней хорде: λ =l/b_cp=l²/S.

В соответствии с законом Бернулли на спинке профиля будет наблюдаться разрежение (-∆ р), на брюшке - повышение давления (+∆ р) Разность давлений обусловливает результирующую сил давле­ний R_д. Вязкость потока определяет наличие на профиле силы трения R_f. Результирующую этих сил R называют гидродинами­ческой силой . Проекцию этой силы на ось х именуют силой лобового или профильного сопротивления X, проекция силы R на ось у - подъемной силой Y. При изучении сил, возникающих на руле как на крыле, используют систему координат, связанную с крылом. В этом случае проекция R на ось п определяет нормальную силу N = R_д, а проекция R на ось t - тангенциальную силу T= R_f.

Рассмотренные силы пропорциональны плотности жидкости ρ, пло­щади крыла S и квадрату скорости υ ² и определяются следующими формулами гидромеханики:

где Су, С_х - безразмерные коэффициенты подъемной силы и лобового сопротивления; С_n, С_t - безразмерные коэффициенты нормальной и касательной сил; С_т - безразмерный коэффициент момента. Коэф­фициенты С_у, С_х, С_п, С_t С_т называют гидродинамическими характе­ристиками крыла. Они зависят в основном от формы профилей, а для крыла заданных размеров и формы профиля - от угла атаки.

 

Образование гидродинамической реакции на крыле в потоке. Подъемная сила и профильное сопротивление. Кризис обтекания. Угол атаки нулевой подъемной силы.

Угол между направлением скорости набегающего потока и хордой крыла называют углом атаки. При движении крыла в жидкости со скоростью υ под некоторым углом атаки α на верхней части профиля, называемой спинкой, будет наблюдаться сужение потока и, следова­тельно, увеличение скорости, а на нижней части - уменьшение скорос­ти потока

В соответствии с законом Бернулли на спинке профиля будет наблюдаться разрежение (-∆ р), на брюшке - повышение давления (+∆ р) Разность давлений обусловливает результирующую сил давле­ний R_д. Вязкость потока определяет наличие на профиле силы трения R_f. Результирующую этих сил R называют гидродинами­ческой силой .

Коэф­фициенты С_у, С_х, С_п, С_t С_т называют гидродинамическими характе­ристиками крыла. Они зависят в основном от формы профилей, а для крыла заданных размеров и формы профиля - от угла атаки.

Гидродинамические характеристики различных профилей опреде­ляют с помощью продувок в аэродинамических трубах. По данным продувок крыльев для определенных значений удлинений и относительных толщин строят графики зависимостей безразмерных коэффициентов от угла атаки. На рис. 4.11 в качестве примера приведены характерные зависимости гидродинамических коэффициентов от угла атаки. Как видно из рисунка, кри­вая С_у(α ) имеет максимум при некото­ром угле атаки α _кр, который называют критическим.

Для крыльев конечного удлинения α _кр = 32 К 35°. При закритических углах атаки наблюдается быстрое уменьшение С_у и значитель­ный рост С_х, т. е. наблюдается режим резкого снижения качества крыла. Это объясняется отрывом вязкого потока от спинки профиля, в результате которого нарушается плавность обтекания верхней сто­роны крыла и образуются вихревые дорожки за крылом. Из рис. 4.11 также видно, что при угле атаки α = 0 коэффициент подъемной силы не равен нулю. Только для симметричных профилей при α = 0 С_у = 0. Во всех других случаях С_у = 0 лишь при каком-то отри­цательном угле атаки, т. е. при обтекании профиля по направлению, не совпадающему с направлением хорды. Прямую, проходящую в этом направлении через заднюю острую кромку профиля, называют направ­лением нулевой подъемной силы (ННПС), а угол α _н - углом нулевой подъемной силы. Фактический гидродинамический угол атаки профи­ля равен α =α _н + α _к, где α _к - кромочный угол атаки, т. е. угол между хордой профиля и вектором скорости.

Многочисленные экспериментальные исследования показывают, что коэффициент подъемной силы до критического угла атаки воз­растает по линейному закону, т. е. коэффициент подъемной силы можно определить как

 

где

В процессе эксплуатации судовых крыльевых устройств изме­няется состояние поверхности наиболее ответственных механизмов и устройств, таких как лопасти гребного винта и руля. Изменение толщины и характера распределения пограничного слоя вследствие увеличения шероховатости поверхности профиля вызывает уменьше­ние подъемной силы и увеличение профильного сопротивления.

Из-за различного отклонения линий тока на спинке и брюшке про­филя уменьшается эффективная кривизна средней линии профиля по сравнению с геометрической: тем больше, чем толще пограничный слой. В результате этого уменьшается угол нулевой подъемной силы α _н и снижается качество крыла.

 

⇐ Предыдущая12345Следующая ⇒

Поделиться: